CN105388903A - 一种快速聚装的模块动量球姿态控制执行机构 - Google Patents

Abstract

一种快速聚装的模块动量球姿态控制执行机构，包括球形转子、定子和壳体，三者形心彼此重合，且壳体各面均提供安装接口，用于将所述模块动量球姿态控制执行机构固定安装在航天器本体上或者多个模块动量球姿态控制执行机构之间彼此聚装。转子的表面分布有磁极，转子在定子的驱动力矩下不受机械限制地绕三维空间任意方向旋转。模块动量球姿态控制执行机构具有RS和MS两种工作模式。RS模式采用转子与定子之间的电磁场配合直接输出反作用电磁力；MS模式转子的运动分解为绕旋转主轴的主旋转运动和其他两个自由度的偏摆运动，通过对陀螺力矩的利用，实现较大的输出力矩。

Description

一种快速聚装的模块动量球姿态控制执行机构

技术领域

本发明涉及一种快速聚装的模块动量球姿态控制执行机构，属于航天器姿态控制执行机构领域，也可扩展应用至精密二次指向平台、机械臂关节、结构主动振动控制、姿态测量等领域。

背景技术

迄今为止，绝大部分航天器姿态控制的主要角动量交换式执行机构均采用飞轮(包括零动量反作用轮RW，ReactionWheel和偏置动量轮HW，MomentumWheel)、控制力矩陀螺(CMG，ControlMomentGyroscope)或是其混合机构。其中，在多种可能的CMG技术中，目前实际任务中采用的绝大部分是单框架控制力矩陀螺SGCMG(SGCMG，SingleGimbalCMG)。无论是RW、HW还是SGCMG，均只能提供单自由度控制力矩输出，欲形成完整的三轴姿控能力，需要3套以上执行机构单元形成构形，考虑到故障冗余，实际中一般都采用至少4套执行机构单元，对装置的微小型化增加了难度。执行机构组合特别是SGCMG组合的操纵律复杂且存在奇异点。机构中具有机械式轴承，其摩擦影响使用寿命，并且对转子的最高转速造成了较大限制；机械式轴承还会将转子不平衡及摩擦引起的振动直接传递到航天器本体，不利于减振降噪。此外，无论是RW还是SGCMG，其在航天器上的安装都需要精确的指向对准，为此，需要相应的安装底座安装面配以特定精密的角度，不利于总装集成的模块化快速聚装。

为实现基于单个转子的三轴姿态控制，实现高功能密度比的装置设计，并减少机械式轴承存在的摩擦振动等固有局限，国内外提出了基于电磁悬浮球形电机的新型姿态执行机构方案^[1-7]，并按照各自的习惯，称其为“反作用球”(ReactionSphere)、“球飞轮”(SphericalWheel)、“3D飞轮”(3dimensionalflywheel)等。不失一般性，本文统称其为反作用球，缩写为RS。

纵观现有的RS方案，均采用球形转子与定子之间的反作用电磁力形成控制力矩输出，这种方式有利于降低RS自身角动量对航天器本体姿态动力学的耦合、避免了机械式轴承的摩擦振动等问题，有利于实现高精度的姿态控制。但是，RS自身高速旋转所存储的角动量，难以像CMG那样通过机械轴承的径向压力，以陀螺力矩的方式高效输出，这就对RS的力矩输出能力造成了限制。事实上，无机械摩擦的磁悬浮轴承转子可以较机械式轴承实现更高转速的运转，以此实现更高的角动量存储能力，正是磁悬浮角动量执行机构的重要优势之一，而RS方式却难以利用转子存储的角动量输出陀螺力矩，限制了角动量存储能力优势的发挥。

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[2]A.Iwakura,S.Tsuda,Y.Tsuda.FeasibilityStudyonThreeDimensionalReactionWheel.InProceedingsofSchl.Eng.TokaiUniv.,Ser.E,vol.33,2008:51-57.

[3]O.Ch′etelat,“Torquerapparatus,”U.S.Patent2010007303,Jan.14,2010.

[4]JohnDoty.Reactionsphereforspacecraftattitudecontrol,wo2010117819a1,2010.

[5]范达,范春石,贺杨,宋坚.一种感应式反作用动量球系统.中国专利，申请号20141030777.

[6]LeiZhou,MohammadImaniNejad,DavidL.Trumper.“MagneticallySuspendedReactionSpherewithOne-axisHysteresisDrive”,InternationalSymposiumonMagneticBearings,Linz,Austria,Aug.11-14,2014.

[7]EmoryStagmer.ReactionSphereforstabilizationandcontrolinthreeaxes.US20140209751al.Jul.31,2014.

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种可快速聚装的模块动量球姿态控制执行机构，解决了对转子陀螺力矩的利用，从而输出较大的控制力矩。。

本发明的技术解决方案是：

一种快速聚装的模块动量球姿态控制执行机构，包括：转子、定子和壳体；转子和定子均为为球形，且转子位于定子内部，转子的表面分布有磁极，转子在定子的驱动力矩下不受机械限制地绕三维空间任意方向旋转，转子的运动分解为绕旋转主轴的主旋转运动和其他两个自由度的偏摆运动；定子内嵌有位置传感器、角位置传感器和转速传感器，分别对转子的位置、转动方向和转速进行实时检测，定子与壳体固连，壳体各面均提供安装接口，用于将所述模块动量球姿态控制执行机构固定安装在航天器本体上或者多个模块动量球姿态控制执行机构之间彼此聚装。

转子与定子之间为电磁悬浮方式支撑。

转子与定子之间通过球面轴承支撑。

转子的球心、定子的球心和壳体的形心彼此重合。

所述壳体为正多面体结构。

所述转子内设有贯穿转子球体的电磁铁线圈、电磁铁线圈包围的铁心、无线充电感应线圈和储能电池；控制电磁铁线圈内的电流通断和强弱，从而在转子的表面形成磁极，无线充电感应线圈用于给储能电池充电，储能电池用于给电磁铁线圈供电；电磁铁线圈的轴向为转子的旋转主轴。

所述转子外表面均匀分布多个永磁体，从而在转子的表面形成磁极，转子的旋转主轴为两个连线经过转子球心的永磁体的连线方向。

所述定子内均匀分布有多个驱动线圈，且所有驱动线圈划分为两个区域，分别为主旋转驱动区域和偏摆驱动区域，主旋转驱动区域中的驱动线圈用于控制转子绕旋转主轴的主旋转运动，偏摆驱动区域中的驱动线圈用于控制转子进行偏摆运动。

转子的旋转主轴指向的定子的区域为主旋转驱动区域。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明提出的具有标准化模块结构的动量球姿态控制执行机构，结构上3维完全球对称，转动力矩的指向亦只需要通过软件手段即可实现，故航天器端接口面可允许任意朝向，无需事先指定而限制结构设计，既可以直接装配在航天器上，也可以多个模块聚装，有利于快速设计与快速系统集成。

(2)本专利提出的带有旋转主轴的动量球，通过MS模式工作原理，可实现对转子陀螺力矩的利用而输出较大的控制力矩。

(3)本专利提出的动量球，通过对转子轴极和/或定子轴极磁场强度的主动控制，可实现MS模式和RS模式切换，达到大力矩和高精度的有机结合的效果。

(4)本发明提出的基于RS模式的不涉及转子运动状态的单球与多球姿态原理，以及基于RS模式的多动量球聚装组合的转子恒定惯性指向控制原理，发挥航天器运动状态与球形转子运动状态彼此解耦的优点，三轴姿态控制力矩可直接进行交换，有利于减少动量球与航天器本体之间的动力学耦合，有利于实现姿态快速稳定控制；控制参考力矩的计算避免了对转子运动状态的运算，多动量球力矩合成仅需线性加和，控制算法简单。

附图说明

图1为本发明模块动量球及其在航天器任意表面快速聚装和多模块互聚装示意图；

图2为本发明模块动量球的组成及主旋转驱动区域和偏摆驱动区域示意图，其中，图2(a)为模块动量球的组成示意图，图2(b)为主旋转驱动区域和偏摆驱动区域示意图；

图3为本发明模块动量球MS模式下的主旋转驱动区域和偏摆驱动区域三向剖视示意图，其中图3(a)为正视图，图3(b)为侧视图，图3(c)为俯视图。

图4为本发明动量球模式(MS模式)工作原理示意图。

图5为本发明MS模式的垂直角动量任意向力矩合成能力及其与SGCMG比较示意图。

图6为本发明反作用球模式(RS模式)工作原理及其与飞轮对比示意图。

图7为本发明实施例1之有源动量球示意图。

图8为本发明实施例2之永磁动量球示意图

具体实施方式

本发明提出一种快速聚装的模块动量球姿态控制执行机构，称为动量球(MomentumSphere)，简写为MS。该方案基于转子旋转主轴磁极与定子偏摆驱动线圈之间的电磁引力，实现对转子陀螺力矩的利用，可获得较RS更大的力矩输出。由此衍生的有源转子动量球，可主动调控电磁吸引力的大小，形成MS与RS两种工作模式，通过工作模式切换，实现大力矩和高精度的有机结合。与SGCMG相比，动量球具有3轴姿态控制能力，其中与球转子转动惯量相垂直的任意方向可提供较大力矩输出。除单独采用一套MS实现三轴姿控以外，本发明还可以扩展为基于多个动量球聚装的联合姿态控制，适合于航天器的多模块快速聚装应用。

本发明提出的动量球RS模式控制，能够发挥航天器运动状态与球形转子运动状态彼此解耦的优点，三轴姿态控制力矩可直接进行交换，有利于可实现姿态快速稳定控制；控制参考力矩的计算不涉及转子运动状态，有利于降低对转子运动状态的检测与控制复杂性；多动量球力矩合成仅需线性加和，控制算法简单；

本发明提出的多动量球RS模式转子恒定惯性指向控制，有利于减少动量球与航天器本体之间的动力学耦合，降低转子陀螺效应带来的控制复杂性。

本发明提出的具有标准化结构的模块动量球，具有3维完全球对称结构，转动力矩的指向亦只需要通过软件手段即可实现，故航天器端接口面可允许任意朝向，无需事先指定而限制结构设计，有利于快速设计与快速聚装。

图2(a)、图2(b)所示，本发明提供了一种可快速聚装的模块动量球姿态控制执行机构，包括：转子1、定子2和壳体3；所述壳体3为正多面体结构，转子1和定子2均为为球形，且转子1位于定子2内部，转子1的表面分布有磁极，转子1在定子2的驱动力矩下不受机械限制地绕三维空间任意方向旋转，转子1的运动分解为绕旋转主轴的主旋转运动和其他两个自由度的偏摆运动；定子2内嵌有位置传感器、角位置传感器和转速传感器，分别对转子1的位置、转动方向和转速进行实时检测，定子2与壳体3固连，壳体3各面均提供安装接口31，用于将所述模块动量球姿态控制执行机构固定安装在航天器本体上或者多个模块动量球姿态控制执行机构之间彼此聚装。转子1的球心、定子2的球心和壳体3的形心彼此重合。由于模块动量球具有3维完全球对称结构，转动力矩的指向亦只需要通过软件手段即可实现，故航天器端接口面可允许任意朝向，无需事先指定而限制结构设计，有利于快速设计与快速聚装，如图1所示。

转子1表面分布磁极的实现方式有两种，一种为所述转子1内设有贯穿转子1球体的电磁铁线圈14、电磁铁线圈14包围的铁心15、无线充电感应线圈16和储能电池17；控制电磁铁线圈14内的电流通断和强弱，从而在转子1的表面形成磁极，无线充电感应线圈16用于给储能电池17充电，储能电池17用于给电磁铁线圈14供电；电磁铁线圈14的轴向为转子1的旋转主轴。

另外一种为：转子1外表面均匀分布多个永磁体，从而在转子1的表面形成磁极，转子1的旋转主轴为两个连线经过转子1球心的永磁体的连线方向。

所述定子2内均匀分布有多个驱动线圈20，其结构可以有多种形式，如多面体分布突出电极(SalientPole，参见[2-5])，网状绕组(Meshedwindings，参见[1][6])等。转子1与定子2之间为电磁悬浮方式支撑，或者转子1与定子2之间通过接触式球面轴承支撑。

对于电磁悬浮支撑方式，通过对定子2线圈电流的实时调控，使定子2与球转子1之间形成特定的电磁场，进而在球形转子上形成特定的电磁作用力分布，该分布电磁作用力在整个球转子上的积分形成在总效果包括2部分，分别为沿球形转子径向的平动作用力F_trans、沿球形转子表面切向的驱动力矩T_rot。定子2内嵌传感器对球形转子1的位置偏差矢量ΔX进行实时监测，并通过反馈控制调整定子电压电流，通过控制合成与方向相反的平动作用力F_trans，使ΔX得到校正，从而将球形转子1悬浮在定子2的几何中心。悬浮力的实现原理可以有多种，如对称电极吸/斥力悬浮(参见[2-5])，自承(Self-bearing)悬浮(参见[6])，等。

转动驱动力矩T_rot的形成原理可以有多种，如永磁型、磁滞型、感应型或其混合型组合。对于电磁悬浮支撑方式和接触式球面轴承支撑方式，均通过对定子1电流电压的控制，合成绕3维空间任意方向的转动驱动力矩T_rot。通过控制转动驱动力矩T_rot，驱动球形转子相对定子旋转，同时获得作用在航天器上、用于改变航天器的姿态的反作用力矩-T_rot。

模块动量球有2种工作模式，分别为：①动量球模式(简称MS模式)；②反作用球模式(简称RS模式)。

①MS模式工作原理与操纵控制方法。

对于MS模式，所有驱动线圈划分为两个区域，分别为主旋转驱动区域12和偏摆驱动区域22。主旋转驱动区域22中的驱动线圈20a组合用于控制转子1绕旋转主轴的主旋转运动，偏摆驱动区域12中的驱动线圈用于控制转子1进行偏摆运动。转子1的旋转主轴指向的定子2的区域为主旋转驱动区域。T_rot由主旋转方向力矩和偏摆方向力矩矢量合成。

MS模式工作原理，如图3、图4所示。在MS模式下，球形转子1通过一定方式，使转子傍转轴区域11的两端提供2个较强的磁极11a、11b，以下称11a和11b为转子轴极。球形转子1通过旋转驱动后，将存储角动量h＝JΩ，其中J为球形转子1的转动惯量，Ω为角速度，Ω的矢量方向被控制到平行于11a、11b连线的转子轴极方向。定子2内嵌传感器，可对球形转子1的转速和转轴方向进行实时监测。如图2(b)、图3和图4所示，通过定子中邻近11a、11b的磁极20b，合成定子轴极21a和21b。21a和21b分别对转子轴极11a和11b形成轴极电磁引力F_pa、F_pb。F_pa、F_pb的径向分量F_ra、F_rb大小基本相等而方向相反，彼此抵消后的残余力(F_ra-F_rb)参与悬浮控制。平动控制力F_trans包含(F_ra-F_rb)，以及通过控制定子2各电磁极20形成的沿其他方向的悬浮力。所述悬浮力的实现原理可以有多种，如过球心对称电极对间电磁吸/斥力式控制，自承

(Self-bearing)式悬浮控制等。通过控制定子电压电流调控F_trans，将球形转子1在相对于定子2的位置保持在定子中心。

在MS模式下，T_rot可分解为平行于角动量h方向的转动驱动力矩T_h，以及垂直于角动量h向的极移驱动力矩T_δ。极移驱动力矩T_δ由F_pa、F_pb的切向分量F_δa、F_δb合成，参与极移力矩T_δ合成的定子2上各磁极20b组成定子极移驱动带21。极移驱动力矩T_δ的作用将使h的方向跟踪21a和21b的连线的运动方向。例如在图4中，当定子轴极位置沿极移驱动带21从21a’、21b’移动到21a、21b时，11a、11b位置的滞后将产生切向极移力F_δa、F_δb，驱动h绕T_δ方向偏转。在此过程中，由于陀螺效应，球形转子将产生与T_δ和h成右手系方向的进动，记进动角速度为Ω_gyro，使转子旋转极11a、11b偏离切向极移力F_δa、F_δb所在的平面。此时，电磁引力F_pa、F_pb将产生垂直于极移平面的切向分量F_ga、F_gb，阻碍球形转子1的自由进动，从而产生施加在航天器本体上的陀螺力矩T_gyro。当球形转子具有较大的Ω，即存储了较高的角动量h时，即可由较小的极移驱动力T_δ获得较大的陀螺力矩T_g输出。也就是说，通过主动施加驱动力矩T_δ，可以获得更大的输出力矩(-T_δ+T_gyro)，由此实现了对球形转子所存储的角动量的利用。

如图5所示，与SGCMG仅能提供由机械轴承指向所决定的单一方向T_δ和T_g输出相比，由于MS动量球不存在机械框架，其极移力矩T_δ可沿垂直于h的任意方向合成，相当于可以获得在垂直于h平面内的任意方向的陀螺力矩T_g输出。

如F_ga、F_gb在转子1上产生的反作用力矩-T_gyro不足以抵抗转子1的陀螺效应自由进动，即定子轴极21a、21b的电磁吸引力不足以约束转子轴极11a、11b，则发生电磁力打滑。此时，利用电磁场控制带宽远高于机械运动带宽的特点，可通过定子2内嵌传感器监测跟踪转子轴极11a、11b的位置，并通过对定子2各磁极20的电压电流控制，在其附近合成新的定子轴极21a、21b，再次对11a、11b进行捕获。通过以上过程，可持续对球形转子进动进行阻尼并获得陀螺力矩。

②RS模式工作原理与操纵控制方法。

如图2、图6(a)所示。在RS模式下，球形转子上不存在特定的转子轴极11a和11b，也不存在轴极电磁引力F_pa、F_pb。转动驱动带12，22上的驱动力积分后的总效果，是在转子上施加了一个合成电磁力矩T_rot＝[T_rot,X,T_rot,Y,T_rot,Z]^T，驱动球形转子相对定子旋转，同时在航天器上施加一个反作用力矩-T_rot，用于改变航天器姿态。T_rot的形成原理可以有多种，如永磁型、磁滞型、感应型或其混合型组合。通过对定子1电流电压的控制，T_rot可以被合成为绕3维空间任意方向。由于球形转子1可绕空间任意方向连续自由旋转，故可为航天器本体提供持续的绕任意矢量方向的反作用力矩-T_rot。

在RS模式下，除驱动带12，22合成转动驱动力矩T_rot外，定转子之间的电磁场不产生专门的极移驱动力矩T_δ或任何其他切向力矩；同时，也不会像如图6(b)所示的飞轮执行机构那样，产生由于机械轴承强迫转子改变角动量h的方向所发生的强制极移力矩T_δ，以及通过机械轴承传递而施加在航天器上的耦合陀螺力矩T_gyro。故即使转子具有较高的转速Ω暨较大的h，且航天器以ω的角速度自转的情况下，虽然转子自身的运动仍会发生陀螺效应，但始终不会形成耦合陀螺力矩T_gyro施加给航天器。

对于RS模式，本发明提出采用m≥1个模块动量球的航天器控制方程为：

$I_S\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}+{\mathrm{\ω}}^{\×}{I}_S\mathrm{\ω}=T_{Ctrl}^{RS}+T_{Ctrl}^{RS}+T_{Ext}---\left(1\right)$

$T_{Ctrl}^{RS}=-{\Σ}_{j=1}^m{T}_{rot}^{\left(j\right)}---\left(2\right)$

其中I_S是航天器本体的转动惯量矩阵，T_Ext是航天器本体所受外扰力矩，是磁力矩器和推力器力矩，是RS模式下全体动量球的合成控制力矩，是编号为j的模块动量球的旋转驱动力矩。值得注意的是公式(1)中不包含与h或Ω相关的耦合项，即航天器运动状态的控制与球形转子运动状态无关。三轴姿态控制力矩可直接进行交换，而不像飞轮机构需要通过航天器本体的运动耦合作为多轴间的力矩交换媒介，有利于实现姿态快速稳定控制；控制参考力矩的计算不涉及转子运动状态，有利于降低对转子运动状态的检测与控制复杂性；从(2)可见，多个RS之间的控制力矩合成具有简单的线性加和关系，控制算法简单。

对带有3个以上模块动量球的航天器，本发明提出以下转子惯性指向恒定控制分配方法：

$T_{cmd}^I=A_{BI}^T{T}_{cmd}^B---\left(3\right)$

$\[T_{cmd,\#1}^B,T_{cmd,\#2}^B{T}_{cmd,\#3}^B\]=A_{BI}diag\[T_{cmd}^B\]---\left(4\right)$

A_BI为航天器惯性姿态，为完成航天器姿控所需要的控制指令力矩在航天器本体坐标系中的投影向量，为控制指令力矩在惯性坐标系中的投影向量。j＝1,2,3为分配给#j模块动量球的控制力矩指令。采用该控制方法，可令各个球形转子保持相对惯性空间的稳定指向，有利于减少动量球与航天器本体之间的动力学耦合，降低转子陀螺效应带来的控制复杂性。

③动量球多模式工作原理与操纵控制方法。

本发明提出一种多模式动量球装置，其特点是转子轴极11a、11b及其配合定子轴极21a、21b的有无及强度可控。当需要提供大力矩输出，如大角度快速姿态机动时，则产生转子轴极磁极11a、11b，进入MS模式，在定子2上合成定子轴极21a、21b；在需要提供较精细的力矩控制时，则取消转子轴极11a、11b，和/或取消定子轴极21a、21b，进入RS模式。通过两种模式的配合，实现灵活的操纵性能调整。

1、实施案例一：有源转子动量球

如图7所示。球形转子内具有贯穿球体的线圈14及其包围的铁心15、无线充电感应线圈16、储能电池17、含有传感器的控制电路18。通过电路15控制线圈14内的电流通断和强弱，即可在铁心15两端形成方向和强弱可控的转子轴极11a、11b。在定子上形成定子轴极21a、21b，对转子轴极11a、11b进行捕获；随后，在定子上合成转动驱动带22，驱动转子驱动带12，使转子的惯性角速度保持稳定的指向并达到较高转速，即进入MS模式。此时，定子轴极21a、21b与充电感应线圈16基本对准，可通过微波进行无线能量传输，对转子内电池充电。关断线圈14内的电流，则取消转子轴极11a、11b，转入RS模式。

2、实施案例二：永磁转子动量球

如图8所示。球形转子上嵌有多个永磁体磁极。选择其中2个过球形相对的磁极作为转子轴极11a、11b。其MS模式的工作原理为：首先在定子上形成定子轴极21a、21b，对转子轴极11a、11b进行捕获；随后，在定子上合成转动驱动带22，驱动转子驱动带12，使转子的惯性角速度保持稳定指向并达到较高转速。通过对定子电压电流的控制取消定子轴极21a、21b，则动量球即可转入RS模式。

Claims (9)

1.一种快速聚装的模块动量球姿态控制执行机构，其特征在于包括：转子(1)、定子(2)和壳体(3)；转子(1)和定子(2)均为为球形，且转子(1)位于定子(2)内部，转子(1)的表面分布有磁极，转子(1)在定子(2)的驱动力矩下不受机械限制地绕三维空间任意方向旋转，转子(1)的运动分解为绕旋转主轴的主旋转运动和其他两个自由度的偏摆运动；定子(2)内嵌有位置传感器、角位置传感器和转速传感器，分别对转子(1)的位置、转动方向和转速进行实时检测，定子(2)与壳体(3)固连，壳体(3)各面均提供安装接口(31)，用于将所述模块动量球姿态控制执行机构固定安装在航天器本体上或者多个模块动量球姿态控制执行机构之间彼此聚装。

2.根据权利要求1所述的一种快速聚装多模式模块动量球姿态控制执行机构，其特征在于：转子(1)与定子(2)之间为电磁悬浮方式支撑。

3.根据权利要求1所述的一种快速聚装多模式模块动量球姿态控制执行机构，其特征在于：转子(1)与定子(2)之间通过球面轴承支撑。

4.根据权利要求1所述的一种快速聚装多模式模块动量球姿态控制执行机构，其特征在于：转子(1)的球心、定子(2)的球心和壳体(3)的形心彼此重合。

5.根据权利要求1所述的一种快速聚装多模式模块动量球姿态控制执行机构，其特征在于：所述壳体(3)为正多面体结构。

6.根据权利要求1所述的一种快速聚装多模式模块动量球姿态控制执行机构，其特征在于：所述转子(1)内设有贯穿转子(1)球体的电磁铁线圈(14)、电磁铁线圈(14)包围的铁心(15)、无线充电感应线圈(16)和储能电池(17)；控制电磁铁线圈(14)内的电流通断和强弱，从而在转子(1)的表面形成磁极，无线充电感应线圈(16)用于给储能电池(17)充电，储能电池(17)用于给电磁铁线圈(14)供电；电磁铁线圈(14)的轴向为转子(1)的旋转主轴。

7.根据权利要求1所述的一种快速聚装多模式模块动量球姿态控制执行机构，其特征在于：所述转子(1)外表面均匀分布多个永磁体，从而在转子(1)的表面形成磁极，转子(1)的旋转主轴为两个连线经过转子(1)球心的永磁体的连线方向。

8.根据权利要求1所述的一种快速聚装多模式模块动量球姿态控制执行机构，其特征在于：所述定子(2)内均匀分布有多个驱动线圈，且所有驱动线圈划分为两个区域，分别为主旋转驱动区域和偏摆驱动区域，主旋转驱动区域中的驱动线圈用于控制转子(1)绕旋转主轴的主旋转运动，偏摆驱动区域中的驱动线圈用于控制转子(1)进行偏摆运动。

9.根据权利要求8所述的一种快速聚装多模式模块动量球姿态控制执行机构，其特征在于：转子(1)的旋转主轴指向的定子(2)的区域为主旋转驱动区域。